XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 13% AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3096 0.06034 0.04857 0.0214 1.0000 0.6323 -2.750 -0.3005 0.05777 0.04592 0.0196 1.0000 0.6403 -2.500 -0.2859 0.05523 0.04329 0.0171 1.0000 0.6525 -2.250 -0.2685 0.05304 0.04114 0.0176 1.0000 0.6759 -2.000 -0.2545 0.05126 0.03950 0.0199 1.0000 0.7197 -1.750 -0.2323 0.04962 0.03770 0.0220 1.0000 0.7869 -1.500 -0.0624 0.04517 0.03293 -0.0130 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0854 0.04357 0.03123 -0.0128 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0516 0.04324 0.02916 -0.0228 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0272 0.04403 0.02883 -0.0251 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0085 0.04493 0.02900 -0.0257 1.0000 1.0000 -0.250 0.0082 0.04590 0.02941 -0.0259 1.0000 1.0000 0.000 0.0239 0.04695 0.02999 -0.0261 1.0000 1.0000 0.250 0.0390 0.04808 0.03073 -0.0262 1.0000 1.0000 0.500 0.0536 0.04929 0.03161 -0.0264 1.0000 1.0000 0.750 0.0677 0.05058 0.03261 -0.0267 1.0000 1.0000 1.000 0.0816 0.05197 0.03374 -0.0270 1.0000 1.0000 1.250 0.0951 0.05345 0.03500 -0.0274 1.0000 1.0000 1.500 0.1082 0.05503 0.03638 -0.0279 1.0000 1.0000 1.750 0.1210 0.05670 0.03787 -0.0284 1.0000 1.0000 2.000 0.1334 0.05846 0.03948 -0.0291 1.0000 1.0000 2.250 0.1455 0.06032 0.04120 -0.0297 1.0000 1.0000 2.500 0.1573 0.06227 0.04303 -0.0305 1.0000 1.0000 2.750 0.1688 0.06431 0.04497 -0.0313 1.0000 1.0000 3.000 0.1801 0.06644 0.04700 -0.0321 1.0000 1.0000 3.250 0.1913 0.06864 0.04912 -0.0330 1.0000 1.0000 3.500 0.2023 0.07092 0.05132 -0.0340 1.0000 1.0000 3.750 0.2132 0.07326 0.05359 -0.0349 1.0000 1.0000 4.000 0.2241 0.07567 0.05593 -0.0359 1.0000 1.0000 4.250 0.2350 0.07812 0.05833 -0.0369 1.0000 1.0000 4.500 0.2458 0.08062 0.06078 -0.0380 1.0000 1.0000 4.750 0.2566 0.08317 0.06328 -0.0390 1.0000 1.0000 5.000 0.2674 0.08575 0.06583 -0.0400 1.0000 1.0000